Легкий летательный аппарат

 

Использование: для разработки и создания легких летательных аппаратов и других транспортных средств. Сущность изобретения состоит в том, что предложенная конструкция легкого летательного аппарата содержит фюзеляж и систему крыльев, хвостовую часть с оперением и шасси. При этом система крыльев включает переднюю пару крыльев с прямой стреловидностью, закрепленных под фюзеляжем, и заднее оперение, выполненное в виде пары крыльев с обратной стреловидностью, имеющее меньший размах по сравнению с передней парой крыльев. В качестве движителя летательного аппарата применен воздушный винт в кольце, охватывающий хвостовую часть фюзеляжа. Летательный аппарат снабжен также вертикальными соединительными элементами, связывающими концы заднего крыла со средней частью переднего крыла. Часть переднего крыла, размещенная между фюзеляжем и соединительными элементами, содержит расположенные в одной плоскости с зазором тандемные крылья, а консольные части переднего крыла выполнены с возможностью поворота относительно продольной оси крыла. 7 з.п ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а более точно к легким летательным аппаратам с несколькими крыльями.

Конструкция летательного аппарата учитывает требования аэродинамик, прочности, свойств используемых материалов и применяемые технологии, а также условия эксплуатации и экономичность. При любых условиях полета должна быть обеспечена безопасность пассажиров и экипажа.

Наибольший опыт в этой области был накоплен при разработках и создании металлических самолетов. Многочисленные конструкторские коллективы создали ряд оптимальных конструкторских схем, которые были реализованы в серийно выпускаемых самолетах. Определяющую роль при проектировании летательных аппаратов играет его целевое предназначение. Когда перед конструкторами военных самолетов возникла необходимость создания летательного аппарата для преодоления зон противовоздушной обороны с малыми потерями, были созданы самолеты В-2 и F-117 с очень малой заметностью в диапазоне радиоволн.

В другом примере требования применения самолета равным образом на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета привели к созданию летательного аппарата с крылом изменяемой геометрии.

Создание современных типов летательных аппаратов требует не только обеспечения прогрессивных аэродинамических схем планера, но и применения в конструкции материалов, обладающих высокой стойкостью к механическим нагрузкам, большим градиентам температур, многократным измерениям режимов полета, а также хорошей ремонтопригодностью. В ряде случаев металлы и сплавы не могут удовлетворить этим требованиям. Все большее применение при конструировании летательных аппаратов находят композиционные и другие неметаллические материалы.

Так, из полимерных материалов изготовлены легки самолеты "СТАРШИП" фирмы Beechcraft на 8 9 мест и "АВАНТИ" фирмы Piaggio на 7 9 мест.

Близкими по конструктивному решению к предлагаемому изобретению являются: легкий самолет с тандемным крылом типа Eagle X-TS; самолет двухбалочной схемы типа ОУ-10А "Бронко"; легкий самолет "Оптика-83", а также самолет по патенту СССР [1] Легкий самолет сельскохозяйственный авиации Австралии Eagle X-TS выполнен по классической схеме с тандемным крылом. Недостатком его конструкции является то, что во время полета заднее основное крыло находится в возмущенном потоке от переднего крыла. В этом случае подъемная сила основного крыла уменьшается, причем не постоянно, а в зависимости от режимов полета: угол атаки, скорости полета, применения механизации на переднем крыле. Этот самолет не имеет органов непосредственного управления подъемной силой, а также средств спасения летательного аппарата как целого.

Многоцелевой самолет двухбалочной схемы ОУ-10А "Бронко" имеет два двигателя, расположенных в месте соединения балки с высокорасположенным крылом. Указанный самолет управляется посредством вертикальных и горизонтальных рулей управления полетом, но не имеет органов непосредственного управления подъемной силой. Самолет также не имеет средств спасения в случае аварийной ситуации.

Наиболее близким техническим решением является легкий летальный аппарата по патенту [2] К недостаткам указанного легкого самолета следует отнести большие весовые потери за счет наличия силовой конструкции кольца винта, воспринимающего нагрузки от крыла и через крыло от хвостового оперения. Попадание горизонтального оперения в струю винта на отдельных режимах при маневрах и при посадке изменяет подъемную силу и нарушает устойчивость и управляемость самолета. Малая механизация крыльев ограничивает диапазон условий использования по углу атаки, а также на режимах взлета и посадки. Отсутствие спасательного средства также не позволяет в случае непредвиденных обстоятельств посадить самолет на землю.

Кроме того, наличие крыла большого размаха без сужения, больших сосредоточенных нагрузок, а также вырезов большого размера на фюзеляже не позволяет использовать для изготовления летательного аппарата прогрессивную технологию намотки полимерной нитью.

В основу изобретения поставлена задача создания легкого летательного аппарата, конструкция планера которого позволила бы повысить устойчивость и управляемость летательного аппарата в разных режимах полета, а также повысить безопасность полета, улучшить летные характеристики, изготавливать элементы конструкции любыми известными способами, в частности способом намотки полимерной нитью.

Задача решается тем, что в легком летательном аппарате, содержащем фюзеляж, систему крыльев, закрепленных на фюзеляже, винт в кольце, охватывающем хвостовую часть фюзеляжа, и шасси, согласно изобретению система крыльев образована посредством передней пары крыльев с прямой стреловидностью, закрепленных под фюзеляжем в средней части по его длине, и заднего оперения в виде пары крыльев с обратной стреловидностью, имеющих меньший размах по сравнению с передней парой крыльев и закрепленных на кольце над фюзеляжем, при этом имеется пара соединительных элементов, размещенных по обе стороны фюзеляжа между передней парой крыльев и задней парой крыльев, каждый из которых предназначен для соединения конца заднего крыла и средней части переднего крыла, причем часть переднего крыла, размещенная между фюзеляжем и соединительным элементом, содержит расположенные в одной плоскости с зазором тандемные крылья, а другая часть переднего крыла установлена с внешней стороны соединительного элемента с возможностью поворота вокруг продольной оси крыла.

Целесообразно, чтобы летательный аппарата содержал контейнер для спасательного парашюта, установленный в центральной части заднего оперения над кольцом.

Полезно, чтобы в легком летательном аппарате часть переднего крыла, установленная с внешней стороны соединенного элемента, содержала элементы механизации, выбранные из группы, состоящей из предкрылка, закрылка, элерона и интерцептора.

Желательно, чтобы в легком летательном аппарате каждое из тандемных крыльев содержало элементы механизации, выбранные из группы, состоящей из предкрылка, закрылка, элерона и интерцептора.

Выгодно, чтобы величина зазора между тандемными крыльями составляла от 0,1 до 2 от величины хорды крыла в месте его закрепления к фюзеляжу.

Полезно, чтобы каждое крыло из задней пары крыльев содержало руль высоты.

Предпочтительно, чтобы соединительный элемент содержал орган путевого управления.

Целесообразно, чтобы все элементы конструкции планера летательного аппарата были изготовлены из композиционного материала.

На фиг. I показан легкий летательный аппарат, вид сверху; на фиг. 2 - легкий летательный аппарат, вид спереди; на фиг. 3 внешняя часть переднего крыла, вид сверху; на фиг. 4 разрез IV-IV на фиг. 3; на фиг. 5 разрез V-V на фиг. 3; на фиг. 6 легкий летательный аппаратавид сверху, с большим зазором между тандемными крыльями; на фиг. 7 легкий летательный аппарат.

Легкий летательный аппарата содержит фюзеляж (фиг. 1), в котором имеется кабина 2 для экипажа в носовой части и пассажирский салон 3, например, на 12 мест. Хвостовую часть 4 фюзеляжа охватывает кольцо 5, в котором размещен винт 6.

Система крыльев образована посредством передней пары крыльев 7 с прямой стреловидностью, закрепленных под фюзеляжем 1 в средней части 8 по его длине, и заднего оперения в виде пары крыльев 9 с обратной стреловидностью, имеющего меньший размах по сравнению с передней парой крыльев 7 и закрепленного на кольце 5.

При этом имеется пара соединительных элементов 10 (фиг. 2 ), размещенных по обе стороны фюзеляжа 1 между передней парой крыльев 7 и задней парой крыльев 9. Каждый элемент 10 предназначен для соединения конца заднего крыла 9 и средней части переднего крыла 7.

Задняя пара крыльев 9, соединительные элементы 10 и часть переднего крыла 17 образуют замкнутую конструкцию в виде прямоугольника на виде спереди.

Основное шасси 11 летательного аппарата установлено на крыле 7 в средней его части, которое убирается в обтекатель 12. Носовая стойка шасси 13 размещена под кабиной 2 для экипажа и убирается в носовую часть фюзеляжа 1.

Часть переднего крыла 7 (фиг. 1), размещенная между фюзеляжем 1 и соединительным элементом 10, содержит расположенные в одной плоскости с зазором 14 тандемные крылья 15, 16. Другая часть 17 переднего крыла 7 установлена с внешней стороны соединительного элемента 10 с возможностью поворота вокруг продольной оси а-а крыла 7.

Легкий летательный аппарат содержит контейнер 18 для спасательного парашюта (на фиг. 1 не показан), установленный в центральной части заднего оперения между крыльями 9 над кольцом 5.

Часть 17 (фиг. 3) переднего крыла 7, установленная с внешней стороны соединительного элемента 10, содержит элементы механизации, например предкрылки 19, закрылок 20, элерон 21 и интерцепторы 22. На фиг. 4 показаны рабочие положения предкрылка 19, закрылка 20 и интерцептора 22. На фиг. 5 показаны рабочие положения элерона 21.

Величина зазора 14 (фиг. 1) между тандемными крыльями 15, 16 составляет от 0,1 до 2 от величина хорды H крыла 16 в месте его закрепления к фюзеляжу 1.

Каждое из тандемных крыльев 15, 16 содержит элементы механизации, например, предкрылка, закрылка и интерцептора. Причем в случае, когда зазор 14 близок к минимальному, составляющему 0,1 H, крыло 15 содержит только предкрылок 23 и закрылок 24, а крыло 16 содержит интерцептор 25 и закрылок 26. В случае, когда зазор 14 близок к максимальному (фиг. 6), составляющему 2 H, крыло 15 содержит предкрылок 27, закрылок 26 и интерцептор 25.

Каждое заднее крыло 9 (фиг. 1) содержит руль 28 высоты.

Каждый соединительный элемент 10 содержит орган 29 (фиг. 7) путевого управления.

Заднее оперение в центральной части опирается на центральный хвостовой пилон 30.

Все элементы конструкции планера летательного аппарата изготовлены из композиционного материала, в качестве которого используется стекловолокно, пропитанное связующим, что позволяет облегчить вес конструкции, снизить стоимость летательного аппарата.

Таким образом, предложенная конструкция планера летательного аппарата состоит из ряда консолей, размеры которых позволяют изготавливать их на имеющейся оснастке. Для изготовления крыльев большего удлинения в настоящее время невозможно создание оснастки под технологию намотки полимерной нитью.

В предлагаемой конструкции летательного аппарата повышение несущих свойств достигается за счет организации тандемного крыла. В нем формируется циркуляция воздушного потока, приводящая к повышению подъемной силы, улучшению срывных характеристик и увеличению эксплуатационных диапазонов углов атаки. Высокие несущие свойства тандемного крыла позволяют в предложенной конструкции существенно уменьшить посадочную и взлетную скорости летательного аппарата.

Улучшение устойчивости и управляемости летательного аппарата достигается за счет совместного управления одновременно тремя элементами планера частями 15, 16 тандемного крыла, частью 17 переднего крыла, установленного с внешней стороны соединительного элемента 10, и заднего горизонтального оперения 9. При этом часть 17 переднего крыла, установленная с внешней стороны соединительного элемента 10, получает возможность отдельных перемещений независимого от внутренней части переднего крыла 7. Затем часть 17 может быть цельноповоротной, обеспечивая заданные углы атаки независимо от положения летательного аппарата по тангажу.

Синхронный поворот обеих внешних частей 17 переднего крыла вокруг продольной оси а-а обеспечивает непосредственное управление подъемной силой. Каждая внешняя часть 17 переднего крыла может поворачиваться независимо друг от друга, выполняя функции управления по крену.

Интерцепторы 22 на внешней части 17 переднего крыла используются в качестве гасителей подъемной силы, а также для управления по крену. В последнем случае интерцепторы 22 действуют совместно с элеронами 21.

Предкрылки 19 и закрылки 20 используются на режимах взлета и посадки для управления подъемной силой.

Интерцепторы 25 также располагаются, тандемных крыльях, но в этом случае они используются для управления аэродинамическим качеством летательного аппарата на режиме захода на посадку и для торможения при пробеге на взлетно-посадочной полосе.

На тандемных крыльях установлены закрылки 24, 26 предкрылки 23 для использования на режимах взлета и посадки.

Замкнутая конструкция крыльев и соединительных элементов позволяет разгрузить основное крыло 7 и уменьшить изгибные и крутильные деформации композитного неметаллического крыла.

Спасательный парашют обеспечивает безопасную скорость приземления летательного аппарата в случае аварии самолета, т.е. отказа двигателя, разрушения конструкции. Парашют может быть выполнен в виде мягкого планирующего крыла из воздухонепроницаемых тканей, что обеспечивает минимальную массу и объем, а также возможность планирующего спуска или полета даже в случае работающего двигателя.

Предложенная конструкция летательного аппарата и его аэродинамическая схема могут быть использованы для самолетов как малой, так и большой размерности, для дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов, для судов на воздушной подушке, глиссирующих судов и судов на подводных крыльях.

Формула изобретения

1. Легкий летательный аппарат, содержащий фюзеляж, систему крыльев, закрепленных на фюзеляже, винт в кольце, охватывающем хвостовую часть фюзеляжа, и шасси, отличающийся тем, что система крыльев образована посредством передней пары крыльев с прямой стреловидностью, закрепленных под фюзеляжем в средней части по его длине, и заднего оперения в виде пары крыльев с обратной стреловидностью, имеющего меньший размах по сравнению с передней парой крыльев и закрепленного на кольце над фюзеляжем, при этом имеется пара соединительных элементов, размещенных по обе стороны фюзеляжа между передней парой крыльев и задней парой крыльев, каждый из которых предназначен для соединения конца заднего крыла и средней части переднего крыла, причем часть переднего крыла, размещенная между фюзеляжем и соединительным элементом, содержит расположенные в одной плоскости с зазором тандемные крылья, а другая часть переднего крыла установлена с внешней стороны соединительного элемента с возможностью поворота вокруг продольной оси крыла.

2. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что содержит контейнер для спасательного парашюта, установленный в центральной части заднего оперения над кольцом.

3. Аппарат по п. 1 или 2, отличающийся тем, что часть переднего крыла, установленная с внешней стороны соединительного элемента, содержит элементы механизации, выбранные из группы, состоящей из предкрылка, закрылка, элерона и интерцептора.

4. Аппарат по п. 1 или 2, отличающийся тем, что каждое из тандемных крыльев содержит элементы механизации, выбранные из группы, состоящей из предкрылка, закрылка и интерцептора.

5. Аппарат по одному из пп. 1 4, отличающийся тем, что величина зазора между тандемными крыльями составляет 0,1 2 от величины хорды крыла в месте его закрепления к фюзеляжу.

6. Аппарат по одному из пп. 1 5, отличающийся тем, что каждое крыло из задней пары крыльев содержит руль высоты.

7. Аппарат по одному из пп. 1 6, отличающийся тем, что каждый соединительный элемент содержит орган путевого управления.

8. Аппарат по одному из пп. 1 7, отличающийся тем, что все элементы конструкции планера летательного аппарата изготовлены из композиционного материала.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 10.08.2003

Извещение опубликовано: 27.09.2004        БИ: 27/2004

---